طراحی و تحلیل اجکتور سیال ثانویه در سکوی شبیه‌ساز ارتفاع

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 گروه پژوهشی پیشران/پژوهشکده سامانه های حمل ونقل فضایی/ پژوهشگاه فضایی ایران، تهران/ایران

2 مهندسی هوافضا/ دانشگاه صنعتی امیرکبیر

3 دانشکده مهندسی هوافضا/ دانشگاه صنعتی امیرکبیر

چکیده

غالباً جهت تست زمینی موتورهای مورد استفاده در فضا از سکوی شبیه‌ساز ارتفاع استفاده می‌شود. این سکو مجهز به یک دیفیوزر خروجی گاز مافوق‌صوت است. جریان گازهای احتراقی خروجی از موتور به طور خودکار از طریق دیفیوزر به محیط اتمسفر تخلیه شده و فشار پایین مطلوب در اطراف موتور برقرار می‌شود. در صورتی که فشار موتور از حدی پایین‌تر باشد، جریان مافوق صوت در دیفیوزر برقرار نمی‌شود. در این حالت نیاز است از اجکتور کمکی در انتهای دیفیوزر استفاده شود. در تحقیق حاضر، الگوریتم جدیدی در طراحی اجکتور مافوق‌صوت توسعه داده شده است. برخلاف روش‌های رایج، الگوریتم مزبور قابلیت استفاده از سیال اولیه (ورودی از نازل اجکتور) و سیال ثانویه (خروجی از انتهای دیفیوزر) مختلف را دارد. در طراحی اجکتور، پارامترهای اصلی توسط الگوریتم تعیین می‌شوند؛ در حالیکه پارامترهای فرعی از نتایج تست تجربی مراجع معتبر و یا شبیه‌سازی عددی انتخاب می‌شوند. در الگوریتم طراحی، حاشیه اطمینان لازم برای کارکرد مطلوب اجکتور پیش‌بینی شده است که توسط شبیه‌سازی عددی جریان به دست می‌آید. همچنین از شبیه‌سازی عددی جریان برای تأیید روش طراحی استفاده می‌شود. در انتها با استفاده از الگوریتم ارائه شده، یک اجکتور برای کم کردن فشار استارت یک مجموعه موتور-دیفیوزر مافوق‌صوت، طراحی شده است. شبیه‌سازی یکپارچه دیفیوزر-اجکتور برای دو حالت موتور خاموش و موتور روشن انجام شده و مناسب بودن طراحی انجام شده برای اجکتور در هر دو حالت مورد تأیید قرار گرفته است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Design and analysis of secondary flow ejector in a high altitude test facility

نویسندگان [English]

  • Nematollah Fouladi 1
  • Esmail Mohammadi 2
  • Ali Madadi 3
1 Space Transportation Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran
2 Aerospace Engineering/ Amirkabir University of Technology
3 Aerospace Engineering/ Amirkabir University of Technology
چکیده [English]

Usually, ground testing of space engines is performed in high altitude test facility. The facility is equipped with a supersonic diffuser that expels automatically engine gases to the atmospheric pressure and maintains a vacuum pressure around its nozzle and motor. If the motor pressure is lower than a certain amount, the supersonic flow in the diffuser will not be established. In this situation, it is necessary to use auxiliary ejector at the end of the diffuser. In the present study, a new algorithm has been developed in the design of supersonic ejector. Unlike conventional methods, this algorithm can be used for different primary (input from the ejector nozzle) and secondary fluids (outlet from the diffuser end). In the design of the ejector, the main parameters are determined by the algorithm, while the secondary parameters are selected from the empirical test results of the proved references. In this algorithm, a safe margin is considered for the safe operation of the ejector and this margin is predicted by numerical simulation. Also, numerical simulation is used to validate the design method. Finally, using the proposed algorithm, an ejector is designed to reduce the start-up pressure of an engine-diffuser assembly. An integrated simulation of the diffuser-ejector was performed for both cases that rocket motor is off and on, and the appropriateness of the designed ejector was confirmed in both modes of operation

کلیدواژه‌ها [English]

  • Altitude Simulator
  • Secondary Flow Ejector
  • Supersonic Diffuser
  • Design algorithm
  • numerical simulation